FR 2710314 A1 19950331 FR 9311340 A 19930923 L'invention concerne une configuration de satel- lite stabilisé 3-axes à pointage géocentrique pour des orbites quelconques (héliosynchrones ou non, de préférence mais non nécessairement de forte inclinaison et/ou de basse5 altitude); elle vise plus particulièrement l'implantation et la cinétique de son générateur solaire. Ainsi qu'on le sait un satellite comporte deux parties: une plate-forme incluant les divers équipements nécessaires au contrôle et à la vie du satellite (notamment contrôle d'attitude et d'orbite et alimentation électrique), et une charge utile formée des divers équipements nécessaires à l'accomplissement de la mission spécifique dédiée au satellite (il peut s'agir notamment de dispositifs d'observa- tion ou de télécommunications). Les charges utiles embarquées sur les satellites ont besoin pour fonctionner d'un apport de puissance électri- que qui est généralement fourni par un générateur solaire comportant des cellules photovoltaïques éclairées par le Soleil (lorsque le satellite est hors éclipse). L'orientation du (ou des) générateur(s) solai- re(s) a pour objectif de placer les cellules solaires perpendiculairement au Soleil (ou le plus perpendiculairement possible) afin de récupérer une puissance maximale et, par là, minimiser la surface du générateur solaire à embarquer. Cette orientation dépend de la face du satellite sur laquelle on implante le générateur solaire et son mécanisme: elle dépend donc de la configuration du satellite retenue. En orbite basse, le renflement de la Terre à l'équateur et les termes du potentiel d'attraction terrestre qui en résultent entraînent une rotation - on parle de régression nodale - de la ligne des noeuds de l'orbite (intersection du plan orbital avec le plan équatorial) dont la vitesse est donnée par une relation qui relie le demi- grand axe a de l'orbite, son inclinaison i et, au second ordre, son excentricité e. Une orbite héliosynchrone est une orbite pour laquelle on utilise la régression nodale pour compenser exactement la rotation de la Terre autour du Soleil (un tour par an), de sorte que, pour le satellite, les conditions d'éclairement demeurent constantes. Cette propriété d'hélio- synchronisme est particulièrement intéressante pour les satellites d'observation optiques. Une telle orbite simplifie notablement les problèmes d'orientation du générateur solaire: un seul axe de rotation suffit pour maintenir les cellules en permanence perpendiculaires au Soleil. Cependant, si ce type d'orbite est bien adapté aux missions d'observation optique, il peut présenter pour d'autres missions des inconvénients certains, dûs notamment au fait que le satellite survole un lieu donné toujours à la même heure locale. C'est pourquoi il peut apparaître beaucoup plus intéressant du point de vue opérationnel, pour certaines missions, de choisir une orbite non héliosynchrone (orbite quelconque); mais on montre alors que, dans tous les cas de figures, deux degrés de liberté en rotation sont nécessaires pour maintenir le générateur solaire pointé en permanence perpendiculairement au Soleil. Ceci s'explique par le fait qu'il faut compenser les deux rotations suivantes: - régression nodale de l'orbite par rapport à la direction du Soleil (non héliosynchronisme), - rotation orbitale du satellite de façon à maintenir une des faces toujours pointée vers la Terre. C'est à ce type d'orbite, de préférence mais non nécessairement basse, que l'invention s'applique. Un satellite qui tourne sur son orbite y est généralement stabilisé en une attitude particulière choisie en fonction de la mission de ce satellite. Dans le cas d'un satellite géocentrique, la stabilisation en attitude a pour effet de maintenir une face du satellite, appelée Face Terre,10 en regard de la Terre, c'est-à-dire perpendiculairement à la direction géocentrique (couramment appelée direction Z). Sur cette Face Terre (ou Face +Z) est généralement implantée la charge utile (antennes, instruments, dispositifs optiques, etc...). La face opposée est appelée Face anti-Terre (ou face -Z). Suivant le mode de stabilisation géocentrique choisi, le satellite peut, ou non, garder une attitude fixe vis-à-vis de la direction géocentrique et de l'orbite. Si l'attitude vis-à-vis de l'orbite peut varier, il y a un degré de liberté en rotation autour de Z, ce qui peut être mis à profit pour maintenir le générateur solaire pointé perpendi- culairement au rayonnement solaire. Toutefois, certaines charges utiles doivent, pour leur mission, rester dans une attitude appropriée à la fois vis-a-vis de Z et de l'orbite, ce qui est incompatible avec une liberté de rotation autour de Z. Le satellite doit alors être stabilité selon trois axes (non seulement selon Z, mais aussi en roulis X et en tangage Y) vis-à-vis de son orbite. C'est à ce type de configuration de satellite que l'invention s'applique. Des exemples de satellites en orbite basse sont notamment donnés par le document EP-0.195.553 ou par le satellite METEOR. Le document EP-0.195.553 décrit un satellite adapté à un vol orbital dans deux modes possibles de pointage en attitude, à savoir un mode pointé-Terre (géocentrique) et un mode pointé-Soleil. Le satellite comporte un corps cylindrique allongé et deux ailes de générateur solaire s'étendant transversalement à ce corps, en étant articulées en une portion médiane de celui-ci. En mode pointé-Terre,5 l'axe du corps est parallèle à la direction géocentrique. Les deux ailes sont généralement dans le prolongement l'une de l'autre mais peuvent venir l'une à côté de l'autre lorsque deux corps viennent se fixer l'un à l'autre. Pour ce faire, les ailes peuvent tourner sur 90 autour de l'axe. En service normal, pour la poursuite de la direction solaire, chaque aile a en outre des débattements angulaires autour de son axe longitudinal, et autour d'un axe perpendiculaire au plan de l'axe du corps et dudit axe longitudinal. Il est clair qu'une telle solution est complexe (il y a trois degrés de liberté pour les ailes avec des dispositifs d'entrainement nécessairement complexes, suscep- tibles de conduire à des pannes graves); en outre rien n'est prévu pour minimiser les ombres du corps du satellite, ou de ses équipements, sur les ailes, or l'existence de tels risques d'ombres implique de surdimensionner le générateur solaire, et donc le nombre de cellules solaires, en sorte de garantir en permanence une alimentation électrique suffisante du reste du satellite; enfin cette configuration implique de laisser dégagé dans le corps lui-même un espace non négligea- ble pour autoriser les divers débattements angulaires des ailes. Cela peut poser des problèmes pour l'implantation de la charge utile. Le satellite METEOR est un satellite comportant un corps et deux ailes de générateur solaire s'étendant l'une dans le prolongement de l'autre transversalement audit corps, en etant monté sur un portique lié au corps par un mécanisme d'entraînement monté en Face anti-Terre en ayant un axe de rotation confondu avec la direction géocentrique. Les ailes présentent un biais par rapport au plan formé par la direc- tion géocentrique et la direction selon laquelle s'étendent les ailes. Cette configuration présente des inconvénients parmi lesquels on peut citer le fait que, même si en service les ailes gardent peu de degrés de liberté, leur déploiement (en combinaison avec le portique) nécessite des mouvements complexes, d'autant que le corps de ce satellite est un cylindre allongé selon la direction géocentrique. En outre, le fait que les ailes et leur portique tournent autour du corps conduit à donner au corps des dimensions voisines selon des positions perpendiculaires transversalement à la direc- tion géocentrique. L'invention a pour objet un satellite à pointage géocentrique, stabilisé 3-axes, en orbite quelconque (donc éventuellement héliosynchrone mais pas nécessairement) ayant un générateur dont l'implantation soit simple en configura- tion de stockage tout en autorisant une bonne utilisation du volume disponible sous la coiffe d'un lanceur, dont le déploiement soit fiable et aisé, dont le contrôle en service soit fiable et aisé, sans dispositif d'articulation ou de rotation complexe et fragile, l'implantation de ce générateur autorisant un faible surdimensionnement de celui-ci pour une puissance nominale donnée, tout en laissant disponible une surface utile substantielle sur la face anti-Terre pour l'implantation d'équipements utiles tels que radiateurs thermiques, ce satellite pouvant notamment être utilisé en orbite basse. L'invention propose à cet effet un satellite stabilisé selon des axes de roulis (X), de lacet (Y) et de tangage (z), pour un vol en orbite à pointage géocentrique, comprenant un corps et un générateur solaire destiné à recueillir du rayonnement solaire, caractérisé en ce que ce générateur comporte une aile unique portée en une portion médiane par un bras s'étendant au moins approximativement selon l'axe de lacet à l'opposé de la Terre, ce bras étant raccordé au corps par un mecanisme unique de rotation à un seul axe de rotation sensiblement parallèle à l'axe de lacet, l'aile présentant vis-à-vis de cet axe de lacet un biais constant. Selon des dispositions préférées de l'invention éventuellement combinées: - l'axe de rotation du mécanisme unique est au moins approximativement compris dans le plan roulis-lacet; cela a pour avantage d'avoir une configuration symétrique par rapport au plan roulis-lacet, minimisant ainsi les éventuels couples perturbateurs dûs notamment à la trainée atmosphéri- que, à la pression de radiation solaire ou au gradient de gravité,10 - le centre de masse du générateur solaire est au moins approximativement contenu dans le plan roulis-lacet, ce qui a pour avantage de minimiser les couples perturbateurs pendant la rotation du générateur solaire autour de Z, - l'axe de rotation du mécanisme est à proximité d'un bord de la face anti-Terre du corps, ce qui facilite l'implantation en configuration de stockage de l'aile et de son bras, l'aile est formée d'un nombre impair de panneaux, dont un panneau médian auquel se raccorde le bras, ce qui facilite le stockage et le déploiement de l'aile, - l'aile est formée de panneaux qui ont une forme et des dimensions voisines de la forme et des dimensions de la face anti-Terre, ce qui rend aisé le stockage sous la coiffe du lanceur de l'ensemble du corps du satellite et de son générateur solaire replié, - le biais constant est compris entre 30 et pour des attitudes de l'orbite basse comprises entre 600 et 1000 km environ, indépendamment de l'inclinaison de l'orbite, - le satellite comporte un dispositif de contrôle d'attitude comportant une roue cinétique à moment cinétique en moyenne non nul d'axe au moins approximativement parallèle à l'axe de tangage; cela est rendu possible par le fait que la configuration du satellite selon l'invention définie ci- dessus minimise les couples perturbateurs autour des axes de roulis et de lacet; l'axe de tangage est un axe quasi- inertiel (il est rappelé ici que l'axe de tangage est un axe que l'on cherche à maintenir perpendiculaire au plan de l'orbite), et les éventuels couples perturbateurs autour de cet axe de tangage peuvent être compensés par la roue5 cinétique; celle-ci permet ainsi le contrôle d'attitude en tangage ainsi que, grâce à la raideur gyroscopique, le contrôle couplé des angles de roulis et de lacet; il en résulte vis-à- vis des solutions connues l'avantage d'une minimisation du nombre de roues nécessaires au contrôle de l'attitude du satellite, - au moins un radiateur thermique est disposé en face anti-Terre, ou en face Terre tirant profit de la grande surface que peuvent avoir ces faces; en fait la face anti- Terre dispose d'un grand pouvoir de réjection thermique, supérieur à celui de la face Terre, mais voit le soleil de façon plus importante; on peut y disposer des équipements modérément sensibles au gradient thermique; les éléments trop sensibles à ce gradient seront de préférence implantés en face Terre. Des objets, caractéristiques et avantages de l'invention ressortent de la description qui suit, donnée en référence aux dessins annexes sur lesquels: - la figure 1 est une vue schématique de principe d'un satellite conforme à l'invention, - la figure 2 est une vue en perspective d'un exemple de réalisation d'un satellite conforme à l'invention, et - la figure 3 est une vue en perspective du satellite de la figure 2, en configuration repliée, sous la coiffe d'un lanceur. La figure 1 représente un satellite 1 décrivant une orbite T autour de la Terre (l'invention se généralise sans difficulté au cas d'un autre corps céleste tel que, par exemple, la Lune). Le satellite 1 a trois axes principaux d'inertie dont l'un, appelé Z ou axe de lacet, est maintenu pointé vers la Terre selon la direction géocentrique locale: ce satel- lite est donc à pointage géocentrique. Plus précisément, ce satellite est stabilisé selon ses trois axes, c'est-à-dire non seulement autour de l'axe de lacet Z, mais aussi autour de l'axe de tangage Y destiné à rester perpendiculaire au plan de l'orbite et de l'axe de roulis X perpendiculaire aux axes Y et Z en étant de même sens que la vitesse instantanée du satellite sur son orbite, le trièdre XYZ étant orthonormé direct.10 Pour le satellite la Terre occupe un cône C d'axe confondu avec la direction géocentrique et dont le demi-angle au sommet B est déterminé par l'altitude H du satellite selon la relation sin B = R/(R+H) si R est le rayon de la Terre. Cet angle est d'environ 55 pour une orbite circulaire de 1400 km par exemple. Le rayonnement du Soleil ne peut donc pas venir de ce "cône terrestre" (si la direction du soleil est à l'intérieur de ce cône le rayonnement est arrêté par la Terre: le satellite voit alors une éclipse). Par contre le rayonnement solaire peut, au cours de l'année et pour une orbite basse quelconque, parvenir au satellite selon n'im- porte quelle direction située en dehors de ce cône. On comprend que ce cône terrestre, et donc ce phénomène d'éclipse, est d'autant plus important que l'alti- tude de l'orbite (généralement circulaire) est faible. C'est pourquoi compte tenu (on va le voir) de ce que l'invention tient compte de ce phénomène d'éclipse, l'invention trouve notamment son intérêt dans le cas des orbites basses (alti- tude typiquement de l'ordre de quelques centaines à quelques milliers de kilomètres, généralement entre 500 et 10.000 km). Le satellite 1 comporte un corps 2 et un généra- teur solaire 3 destiné à recueillir du rayonnement solaire. Selon l'invention, ce générateur est formé d'une aile unique reliee au corps par un bras 4 s'étendant au moins approxima- tivement selon l'axe de lacet à l'opposé de la Terre, c'est- à-dire sensiblement dans la direction -Z. Ce bras est raccordé au corps, en sa face anti-Terre 2B, par un mecanisme d'entraînement unique 5, admettant en service un seul degré de liberté, il s'agit donc d'un mécanisme 1-axe), à savoir5 une rotation unique autour d'un axe z-z sensiblement paral- lèle à la direction -Z. Le bras 4 est raccordé à l'aile en une portion médiane de celle-ci. Dans l'exemple représenté cette zone médiane est au milieu d'un côté de longueur maximale de cette aile (l'aile a en pratique sa dimension maximale disposée trans- versalement à l'axe de lacet Z). Selon une variante non représentée la zone médiane peut être tout simplement au milieu de l'aile mais la configuraton de la figure 1 peut être préférée pour des raisons de plus grande facilité de stockage et de meilleur éloignement de l'aile vis-àvis du corps. Il est à noter que le fait d'implanter le mécanisme d'entraînement 5 sur la face anti-Terre a pour avantage d'éviter toute manoeuvre de retournement du satel- lite lorsque le Soleil traverse le plan orbital et également de dégager au mieux la face Terre o est en général implantée la charge utile. On appréciera la robustesse de cette configura- tion puisqu'il y a un seul mécanisme pour le générateur solaire, et que ce mécanisme est à un seul axe d'actionne- ment. L'aile forme un biais a constant vis-à-vis de l'axe de lacet typiquement compris entre 25 et 40 . On peut démontrer que, en supposant (voir ci- dessus) que les directions d'incidence du rayonnement solaire par rapport à Z sont équiprobables au cours du temps, un maximum d'énergie sur une longue période est recueillie en prenant a = 8/2 ce qui, pour des orbites circulaires d'altitude comprise 1 0 entre 600 km et 1000 km, correspond à des valeurs de a comprises entre 30 et 33 . Il est à noter que la valeur de ce biais est ici choisie indépendamment de l'inclinaison de l'orbite. Si i est le flux solaire on peut approximer le flux moyen (m recueilli par le générateur solaire par la relation: (m = P.cos a/(R/2-a) Le type de cinématique (rotation du générateur solaire autour de Z-Z) est particulièrement adapté aux orbites de forte inclinaison, typiquement pour des inclinai- sons supérieures à 60 . Il n'en reste pas moins que le concept est valable pour des orbites de plus faible inclinaison, mais des cinématiques différentes plus optimales du point de vue énergétique existent, par exemple rotation autour de Y, mais dans ce cas le réglage du biais du panneau dépend de l'incli- naison de l'orbite. La valeur de cet angle de biais peut être optimisée en fonction de l'orbite pour maximiser (dans tous les cas de calage horaire et de saison) la puissance moyenne reçue par orbite. On montre que le surdimensionnement de la surface de cellules n'est égal qu'à 20 % environ par rapport au strict minimum, c'est-à-dire par rapport à un générateur solaire admettant deux axes de rotation qui serait en permanence pointé perpendiculairement au Soleil (ce qui est équivalent à dire que le facteur de vue moyen par orbite est toujours supérieur ou égal à 0,8 hors éclipse). Le satellite comporte un système de contr6le d'attitude et d'orbite (Attitude and Orbit Control System ou AOCS en anglais) de tout type connu approprié. Toutefois ce système est avantageusement du type à roue cinétique à moment cinétique en moyenne non nul, dont l'axe est au moins approximativement orienté selon l'axe de tangage Y (qui reste perpendiculaire au plan de l'orbite, rappelons-le). Cette roue cinétique est repérée 6. Le satellite comporte par exemple, en regard de la Terre, des équipements tels que des antennes 7. Les figures 2 et 3 représentent plus en détail un satellite du type de la figure 1 (mais sans antennes visuali- sées). Les éléments similaires à des éléments de cette figure 1 portent des chiffres de référence qui se déduisent de ceux de la figure 1 par addition du nombre dix. Le corps 12 est ici représenté comme étant constitué d'une plate-forme 12' et d'une charge utile 12" regardant la Terre. La face anti-Terre 12B fait ainsi partie de la plate-forme tandis que la face 12A fait partie de la charge utile. De manière préférée l'axe de rotation z-z du mécanisme 5 est au moins approximativement compris dans le plan roulis-lacet (plan des axes X et Z). De manière également préférée le centre de masse O du générateur solaire est au moins approximativement contenu dans le plan roulis-lacet. Pour ce faire ce centre de masse est avantageusement au moins approximativement sur l'axe z-z. Ces particularités confèrent une symétrie favorisant l'efficacité du contrôle d'attitude par la roue cinétique 16 (des roues additionnelles peuvent bien sûr être prévues, en pratique à vitesses pouvant selon les besoins prendre des valeurs positives ou négatives). Le mécanisme 15 est de préférence à proximité d'un bord de la face atiTerre du corps, ce bord étant en pratique, si l'on veut satisfaire la symétrie précitée, parallèle à l'axe de tangage. Cela a pour avantage de permettre un accolement du bras le long de la médiane parallèle à l'axe de roulis, en configuration de stockage (voir la figure 3). Plus la distance du mécanisme au bord extrême de la face anti-Terre (à l'opposé du bord près duquel est implanté ce mécanisme) est grande, plus le bras peut être long sans déborder, en stockage, de l'encombrement du corps, et plus le bras permet d'éloigner en service l'aile unique vis-à-vis du corps. Bien sûr cet éloignement peut être augmenté si le bras est télescopique, mais un bras à longueur constante peut être préférée pour des raisons de robustesse et de simplicité. Cela explique qu'il peut y avoir un intérêt à ce que la dimension de la face anti-Terre, selon l'axe de roulis soit plus grande que la dimension de cette face selon l'axe de tangage. L'aile unique de générateur solaire est avanta- geusement consituée d'un nombre impair de panneaux solaires 13A, 13B, 13C, ici au nombre de trois, dont un panneau médian 12B auquel est raccordé le bras 14. En configuration repliée le panneau médian vient auprès du corps (voir la figure 3) tandis que les autres panneaux sont repliés sur ce panneau médian, le panneau 13C étant ici replié sous l'autre panneau extrême 13A. Il est à la portée de l'homme de métier d'adap- ter ce qui précède au cas d'un nombre impair de panneaux supérieur à 5. Les panneaux 13A et 13C de l'aile ont avantageu- sement une forme et des dimensions voisines de la forme et des dimensions de la face anti-Terre (à la figure 3 les panneaux sont légèrement plus courts selon l'axe de roulis que la face 12B et donc que le corps). Cela donne au stockage l'ensemble (corps + aile) une configuration compacte aisée à loger dans le volume L alloué au satellite sous la coiffe d'un lanceur. La plus grande dimension de cet enseble (corps + aile repliée), ici la dimension en roulis, est de préférence orientée, sous la coiffe du lanceur, parallèlement à l'axe V- V de ce lanceur, ce qui permet de minimiser pour un satellite donné le volume L qui doit lui être alloué en vue d'un largage dans de bonnes conditions. Compte tenu de la grande surface que l'invention propose de donner à la face anti-Terre (ou à la face Terre), cette face est disponible pour l'implantation d'équipements destines à venir en regard du vide, tel que des radiateurs thermiques dont un exemple est représenté sous la référence 18. De même on peut profiter de la face Terre pour implanter d'autres équipements, radiateurs thermiques ou autres (voir la référence 18A). A titre d'exemple le satellite a les particu- larités suivantes (le mécanisme étant plus excentré qu'à la figure 2): dimension du corps selon X: 3 m - dimension du corps selon Y: 2 m dimension de la plate-forme selon Z: 1 m - dimensions des panneaux solaires: 2 x 3 m2 - longueur du bras: 3 m - encombrement de l'ensemble (plate-forme + bras + aile) en configuration déployée: 5 m environ. Il est à la portée de l'homme de métier, par analogie avec les solutions actuelles, de déterminer comment asservir la rotation du générateur solaire autour de l'axe z- z. Cela ne fait pas directement partie de l'invention et ne sera pas détaillé ici. Il en est de même pour le contrôle d'attitude avec la roue cinétique (ou selon d'autres princi- pes connues) à l'aide de divers détecteurs de type connu mais non représentés. Il va de soi que la description qui précède n'a été proposée qu'à titre d'exemple non limitatif et que de nombreuses variantes peuvent être proposées par l'homme de l'art sans sortir du cadre de l'invention. REVENDICATIONS 1. Satellite (1, 11) stabilisé selon des axes de roulis (X), de lacet (Y) et de tangage (Z), pour un vol en orbite (C) à pointage géocentrique, comprenant un corps (2, 12) et un générateur solaire (3, 13) destiné à recueillir du rayonnement solaire, caractérisé en ce que ce générateur (3, 13) comporte une aile unique portée en une portion médiane par un bras (4, 14) s'étendant au moins approximativement selon l'axe de lacet à l'opposé de la Terre, ce bras étant raccordé au corps par un mécanisme unique de rotation (5, 15) à un seul axe de rotation sensiblement parallèle à l'axe de lacet, l'aile présentant vis-à-vis de cet axe de lacet un biais constant (a). 2. Satellite selon la revendication 1, caracté- risé en ce que l'axe de rotation du mécanisme unique (5, 15) est au moins approximativement compris dans le plan roulis- lacet. 3. Satellite selon la revendication 1 ou la revendication 2, caractérisé en ce que le centre de masse du générateur solaire (3, 13) est au moins approximativement contenu dans le plan roulis-lacet. 4. Satellite selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 3, caractérisé en ce que l'axe de rotation (z-z) du mécanisme est à proximité d'un bord de la face anti-Terre du corps. 5. Satellite selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 4, caractérisé en ce que l'aile est formée d'un nombre impair de panneaux (13A, 13B, 13C), dont un panneau médian auquel se raccorde le bras. 6. Satellite selon la revendication 5, caracté- risé en ce que le bras est fixé à l'aile en un bord du panneau médian. 7. Satellite selon l'une quelconque des reven- dications 1 à 6, caractérisé en ce que l'aile est formée de panneaux qui ont une forme et des dimensions voisins de la forme et des dimensions de la face anti-Terre. 8. Satellite selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 7, caractérisé en ce que le biais constant (a) est compris entre 30 et 35 pour des attitudes de l'orbite basse comprises entre 600 et 1000 km environ, indépendamment5 de l'inclinaison de l'orbite. 9. Satellite selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 8, caractérisé en ce que le satellite comporte un dispositif de contrôle d'attitude comportant une roue cinétique à moment cinétique en moyenne non nul (6, 16) d'axe au moins approximativement parallèle à l'axe de tangage Y). 10. Satellite selon l'une quelconque des reven- dications 1 à 9, caractérisé en ce que au moins un radiateur thermique (18) est disposé en face anti-Terre. 11. Satellite selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 10, caractérisé en ce qu'au moins un radiateur thermique (18A) est disposé en face Terre. 12. Satellite selon l'une quelconque des revendi- cations 1 à 11, caractérisé en ce que la face anti-Terre a, selon l'axe de roulis (X), une dimension supérieure à la dimension de cette face selon l'axe de tangage.